[發明專利]一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道

在審

• 申請號: 202211453852.7
• 申請日: 2022-11-21
• 公開（公告）號: CN115571351A
• 公開（公告）日: 2023-01-06
• 發明（設計）人: 黃江濤;鐘世東;劉剛;陳立立;陳憲;何成軍;余龍舟;陳其盛
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心空天技術研究所
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02
• 代理公司: 重慶市信立達專利代理事務所(普通合伙) 50230
• 代理人: 謝厚霓

本發明公開了一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道，為并列雙發雙S彎進氣道，包括進氣唇口、唇罩、中間隔板、半橢圓形喉道和兩個S彎進氣道，進氣唇口在俯視或仰視方向上呈M型，M型的進氣唇口前緣與機翼的前緣或后緣平行，M型的進氣唇口折點位于周向角45°，唇罩外壁面與機身圓滑過渡，唇罩內壁面光滑連接半橢圓形喉道，中間隔板置于進氣口前側，具有圓角設計，將半橢圓形喉道分隔成兩個進氣口，兩個進氣口分別對應兩個S彎進氣道。該飛翼布局背負式進氣道能夠在不同速域下都獲得優異的進氣道性能和全機氣動性能，具備良好的隱身能力。

技術領域

本發明涉及飛行器進排氣系統設計領域，尤其涉及一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道。

背景技術

進氣系統是飛行器設計中非常重要的環節，尤其對于高速飛行器，進氣系統需要滿足飛行器在不同速域、不同轉速下的進氣需求，在進氣需求量大時，周邊空氣會繞過唇口吸入進氣道，如果唇口設計不佳，繞過唇口是會發生分離，形成旋渦，進入進氣道，并直接影響發動機入口處的流場畸變，如果畸變過大，則會造成發動機喘振。當進氣需求小時，多余的氣流會繞過唇口流入外表面，導致局部流速過大，形成激波，并誘導分離，產生額外的阻力。

對于隱身飛行器而言，進氣系統是重要的散射源，通常采用背負式、S彎進氣道，實現對發動機的遮擋，以減少電磁散射。進氣道外唇罩的隱身設計是降低RCS的重要手段。

發明內容

本發明意在提供一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道，能夠在不同速域下都獲得優異的進氣道性能和全機氣動性能，具備良好的隱身能力。

為達到上述目的，本發明提供如下技術方案：

一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道，為并列雙發雙S彎進氣道，包括進氣唇口、唇罩、中間隔板、半橢圓形喉道和兩個S彎進氣道，所述進氣唇口在俯視或仰視方向上呈M型，M型的進氣唇口前緣與機翼的前緣或后緣平行，M型的進氣唇口折點位于周向角45°，所述唇罩外壁面與機身圓滑過渡，所述唇罩內壁面光滑連接半橢圓形喉道，所述中間隔板置于進氣口前側，具有圓角設計，將半橢圓形喉道分隔成兩個進氣口，兩個所述進氣口分別對應兩個S彎進氣道。

進一步，所述M型的進氣唇口前緣半徑和厚度沿軸線變化，在折點處最大；所述M型的進氣唇口的擴張角沿軸向變化，在折點處相對較大。

進一步，所述S彎進氣道為前急后緩設計，其長度為直徑的3.5倍。

本發明的有益效果是：

本發明設計的M型的進氣唇口前緣與機翼前緣或后緣平行，使得電磁反射集中在特定區域，減少了前向RCS。M型的進氣唇口折點位于周向角45°，唇口前緣半徑和厚度沿軸線是變化的，在折點處最大，能有效緩解速度集中，在高速飛行時避免出現局部超聲速區域；同時，唇口的擴張角沿軸向也是變化的，折點處的擴張角最大，避免了低速飛行時出現氣流分離。

本發明提供的S彎進氣道能有效遮擋正面入射的電磁波，防止發動機入口截面鏡面反射，同時S彎前急后緩的設計，避免在第二彎處出現氣流分離，降低流場畸變。

本發明提供的雙發進氣道的中間隔板，具有圓角設計，在大側滑角或單發失效時，能有效保證可用發動機的流場穩定性。

附圖說明

圖1為本發明實施例提供的一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道的透視圖；

圖2為本發明實施例提供的一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道的正視圖；

圖3為本發明實施例提供的一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道的側視圖；

圖4為本發明實施例提供的一種兼顧高低速性能和隱身性能的飛翼布局背負式進氣道的俯視圖；

其中，附圖標記包括：1、半橢圓形喉道；2、進氣唇口；3、唇口機身連接段；4、中間隔板；5、S彎進氣道。

具體實施方式